GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=5
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 572 AIRFOIL (goe572-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 14.57 at α=1.75° Description: Mach=0 Ncrit=5 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe572-il-50000-n5.txt Download as CSV file: xf-goe572-il-50000-n5.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 572 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 5.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-12.000 0.1036 0.12879 0.12272 -0.0995 0.8373 0.0918
-11.750 0.1070 0.12771 0.12156 -0.1057 0.8216 0.0931
-11.500 0.1323 0.12188 0.11559 -0.1093 0.8048 0.0946
-11.250 0.1633 0.11635 0.10986 -0.1113 0.7869 0.0978
-11.000 0.1792 0.11318 0.10655 -0.1137 0.7719 0.1005
-10.750 0.1895 0.11059 0.10384 -0.1157 0.7584 0.1044
-10.500 0.1869 0.10951 0.10273 -0.1178 0.7462 0.1083
-10.250 0.1741 0.10956 0.10277 -0.1206 0.7361 0.1097
-10.000 0.2062 0.10338 0.09643 -0.1202 0.7245 0.1130
-9.750 0.2196 0.10064 0.09362 -0.1202 0.7131 0.1181
-9.500 0.2234 0.09866 0.09158 -0.1213 0.7045 0.1227
-9.250 0.2060 0.09859 0.09159 -0.1230 0.6965 0.1264
-9.000 0.1963 0.09743 0.09042 -0.1249 0.6898 0.1270
-8.750 0.2245 0.09221 0.08514 -0.1236 0.6800 0.1295
-8.500 0.2398 0.08922 0.08204 -0.1238 0.6727 0.1324
-8.250 0.2433 0.08717 0.08002 -0.1235 0.6646 0.1356
-8.000 0.2315 0.08602 0.07891 -0.1243 0.6586 0.1425
-7.750 0.2034 0.08547 0.07846 -0.1244 0.6532 0.1440
-7.500 0.1881 0.08427 0.07732 -0.1233 0.6467 0.1443
-7.000 0.1867 0.07264 0.06542 -0.1263 0.6380 0.0778
-6.750 0.1879 0.07056 0.06338 -0.1243 0.6310 0.0769
-6.500 0.1901 0.06811 0.06086 -0.1231 0.6255 0.0758
-6.250 0.1898 0.06569 0.05835 -0.1218 0.6207 0.0746
-6.000 0.1839 0.06375 0.05638 -0.1192 0.6144 0.0739
-5.750 0.1826 0.06141 0.05389 -0.1174 0.6095 0.0742
-5.500 0.1856 0.05876 0.05096 -0.1160 0.6056 0.0750
-5.250 0.1788 0.05732 0.04947 -0.1121 0.5989 0.0751
-5.000 0.1797 0.05523 0.04712 -0.1092 0.5938 0.0756
-4.750 0.1879 0.05283 0.04438 -0.1072 0.5898 0.0754
-4.500 0.1855 0.05146 0.04283 -0.1031 0.5840 0.0754
-4.250 0.1865 0.04994 0.04096 -0.0992 0.5785 0.0767
-4.000 0.1958 0.04808 0.03850 -0.0962 0.5743 0.0784
-3.750 0.2037 0.04677 0.03709 -0.0934 0.5691 0.0796
-3.500 0.2057 0.04603 0.03622 -0.0894 0.5628 0.0803
-3.250 0.2220 0.04464 0.03452 -0.0875 0.5584 0.0814
-3.000 0.2443 0.04338 0.03292 -0.0865 0.5547 0.0843
-2.750 0.2353 0.04370 0.03322 -0.0808 0.5473 0.0860
-2.500 0.2526 0.04276 0.03191 -0.0788 0.5426 0.0886
-2.250 0.2841 0.04131 0.02993 -0.0788 0.5392 0.0907
-2.000 0.2724 0.04202 0.03060 -0.0728 0.5321 0.0914
-1.750 0.2890 0.04161 0.02988 -0.0709 0.5269 0.0940
-1.500 0.3262 0.04050 0.02859 -0.0724 0.5233 0.0998
-1.250 0.3194 0.04133 0.02940 -0.0673 0.5170 0.1014
-1.000 0.3266 0.04163 0.02958 -0.0644 0.5110 0.1039
-0.750 0.3930 0.04047 0.02799 -0.0707 0.5074 0.1127
-0.500 0.4086 0.04091 0.02838 -0.0695 0.5022 0.1191
-0.250 0.3848 0.04264 0.03017 -0.0625 0.4949 0.1198
0.000 0.4324 0.04189 0.02921 -0.0656 0.4914 0.1329
0.250 0.4916 0.04070 0.02787 -0.0703 0.4888 0.1624
0.500 0.4056 0.04569 0.03304 -0.0560 0.4778 0.1412
0.750 0.4481 0.04492 0.03226 -0.0582 0.4749 0.1703
1.250 0.4195 0.05019 0.03772 -0.0514 0.4597 0.1943
1.500 0.6247 0.04548 0.03437 -0.0798 0.4590 1.0000
1.750 0.6591 0.04524 0.03375 -0.0802 0.4567 1.0000
2.250 0.5932 0.05293 0.04161 -0.0697 0.4411 1.0000
2.500 0.6308 0.05204 0.04036 -0.0698 0.4396 1.0000
3.000 0.5844 0.06068 0.04907 -0.0643 0.4236 1.0000
4.000 0.5314 0.07752 0.06585 -0.0594 0.3941 1.0000
4.250 0.5566 0.07765 0.06575 -0.0587 0.3923 1.0000
4.500 0.5185 0.08486 0.07310 -0.0578 0.3817 1.0000
4.750 0.5360 0.08583 0.07390 -0.0572 0.3789 1.0000
5.000 0.5585 0.08628 0.07416 -0.0566 0.3770 1.0000
5.500 0.5351 0.09535 0.08325 -0.0557 0.3651 1.0000
5.750 0.5535 0.09635 0.08409 -0.0552 0.3628 1.0000
6.000 0.5757 0.09688 0.08447 -0.0547 0.3611 1.0000
6.250 0.5422 0.10407 0.09179 -0.0547 0.3526 1.0000
6.500 0.5537 0.10592 0.09354 -0.0543 0.3496 1.0000
6.750 0.5684 0.10751 0.09502 -0.0540 0.3477 1.0000
7.000 0.5873 0.10857 0.09596 -0.0536 0.3462 1.0000
7.250 0.5620 0.11525 0.10274 -0.0540 0.3413 1.0000
7.500 0.5618 0.11863 0.10611 -0.0539 0.3376 1.0000
7.750 0.5705 0.12096 0.10838 -0.0538 0.3352 1.0000
8.000 0.5849 0.12257 0.10991 -0.0536 0.3332 1.0000
8.250 0.6024 0.12385 0.11110 -0.0533 0.3316 1.0000
8.500 0.5972 0.12789 0.11515 -0.0535 0.3285 1.0000
8.750 0.5911 0.13213 0.11941 -0.0539 0.3263 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 572 AIRFOIL (goe572-il)